L II ичена для v базирован крюко СИСТЕМА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНШ АШЛРАТОМ ПРИ ПОСАДКЕ НА ПАЛУБУ КОРАБЛЯ Полезная модель относитоя к области авиации и предназнаустановки на летательные аппараты (ЛА) корабельного ия. Известна система автоматизированного управления тормозм летательного аппарата, патент РФ 2067951 B64F 1/02 2002132423 r 0213Z«23 МКИ В64 25/42 6-01 U I/I4 ( 01 ti 9/02 (;о. /7./00 . J. L L L i 1 Ь Ь ЦИОННО управляемый следящий электрогидропривод тормозного |срюка с усилителями и сумматорами на входе и датчиком положения обратной связи, блок адаптивного демпфирования при ударе о палубу, соединенный с датчиком вертикальной скорости, телевизионн /ю камеp.j, стабилизированною в горизонте и установленн из в задней части фюзеляжа М, видеосмеситель, индикатор на лобовом стекле; Однако, данная система управления тормозным крюком не учитывает изменения параметров полета ЛА непосредственно перед касанием палубы, обусловленные самим алгоритмом управления посадкой, не дает возможности уменьшить посадочную скорость и тем самым уменьшить пробег М, Данное устройство не позволяет проводить испнтанияЛА. Известна система управления крюком и двигателем IA корабельного базирования (патент РФ № 2II9440 от 8.02.96 6г 06F 17/00. Кабачинский В.В. и др). Система автоматизированного управления тормозным крюком и двигателем при посадке летательного аппарата (М) на палубу корабля, содержит тормозной крюк - гак, дистанционно управляемый привод тормозного крюка, гидравлический аэрофинишер, посадочный радиолокационный комплекс с вычислителем параметров, оптическую систему посадки, линию передачи сигналов управления (ЖСУ)следящий электропривод тормозного крюка, Система автоматизированного управления тормозным крюком и двигателемУё внчислителем положения тормозного крюка, связан| с датчиками высоты, тензодатчиком тормозного крюка датчик обжатия стоек шасси, датчиками вертикальной и горизонтальной скорости, датчиком угла тангажа, индикатор на лобовом стекле, Однако данная система не обеспечивает рационального управления двигателем на заключительном участке траектории посадки НА и зацепления крюка, а только выключает двигатель при пробеге по n/l/й/ li L oO/VX/ ixL С&ЯЗАНА ц : j 4 { 1 . уменьшить дистанцию пробега JtA. Цель разработки полезной модели - выполнение посадки на пайубу корабля ЛА со сверхкоротким пробегом повышение точности и безопасности выполнения посадки. Сущность полезной модели .:. Поставленная задача достигается тем, что в системе автомати Д зированного управления летательного аппарата (ЛА) при посадке на палубу корабля, содержащей тормозный крюк (гак), t электрогидро л приводом, соединенный; с дистанционноуправляемый приводом крюка, систему управления вектором тяги (УВТ) с вычислителем управления, систему автоматического управления (САУ) с рулевым агрегатом управления (РАУ)гбустером привода поверхностей управления, с)рганць{ управления (ручка управления), соединеннйЕ со Ёходами САУ и вычислителем управления УВТ, бортовую.злнктронную вычислительную машину (ЭВМ), телевизиционную камеру, установленную под фюзеляжем М, и соединенную с видеосмесителем и алектронно-лучевой трубкой .индикатора на лобовом стекле, посадочную осветительную фару, линию передачи сигналов управления (ЛПСУ) борт-корабль. . в ее бортовую часть введен комплекс информационных средств (КИС), соединенный через устройство сопряжения информации со спутниковой навигационной системой (СНС)% инерциальной навигационной системой (ИНС), системой воздушных сигналов (СВС), радиовысотомером (РВ), датчиком обжатия стоек шасси, и через ЖСУ - датчиком дифферента корабля, а выход соединен с САУ и вычислителем УБТ, а в корабельной части - контролшно-корректирущая станция (KICC), работающая в относительном режиме коррекции поправок, и механизм управляемого цилиндра, ось которого расположена перпендикулярно задней торцевой стенке кормы корабля, и стабилизированного по качке, а вокруг оси цилиндра концентрически расположены кольца зеленого, желтого, красного цвета (наружное) светоотралеающих а. . 4,. LчЬ L L vU L о его фарой ЛА. Перечень чертежей Сущность полезной модели поясняется на фиг,1, на которой ОБЩАЯ изображена схеш сие тешь Ва фиг.2 показана картина наблюдения летчиком по телевизионной системе отклонений ЛА от заданной траектории. На фиг.З приведены кинематические соотношения движения крюка и троса перед зацеплением, Ба фиг.4 показана функциональная зависимость угла танга ка и области расчетной точки касания при зацеплении. На фиг.1 изображены I. Космическая часть спутниковой навигационной системы (GHC) 2.Комплекс информационных средств (КИС) 3.Оборудование авианосца 4. Бортовая часть спутниковой навигационной системе (СНС) 5.Контрольно-корректирущая станция. (ЖС) 6.Индикатор на лобовом CTeime (МС) 7. Полупрозрачный отражатель 8.Ко,ллима торная линза 9.Электронно-лучевая трубка (ЭЛТ) 10. Глаз летчика 11.Ин(йрциальная навигационная система ()ИНС) 12.Линия передачи сигналов управления (ЖСУ), палубная часть 13. Система воздушных сигналов (СЬС 14.Датчик дифферента корабля 15.Радиовысотомер (РВ) 16. ycTpofitcTBO сопря}кения информации 17.Датчик обжатия стоек шасси . , Ь I , , , , L,I . ностей управления 28.органы соединенные со входаш САУ 25 и 20. Телевизиционная камера 21. Посадочная осветительная фара 22.Бортовая часть ЛПСУ 23.Органы управления (ручка управления) 24. Управлящая бортовая ЭВМ 25. Система автоматического управления (САУ) 26. Рулевой агрегат управления (РАУ) 27. Бустер 28. Поверхности управления 29. Блок управления вектором тяги 30. Блок управлешя крюком 31. Тросы зацепления 32. Электрогидравлический привод крюка 33. Посадочный тормозной крюк (гак) 34. Двигатели с управляемыми соплами На фиг.2 изображены 35. Управляемый цилиндр 36,37,38 - зеленое, желтое и красное светоотра}кащие кольца, установленные кооксиально относительно оси цилидхфа. Сведения, подтверждающие возможность осуществления полезной модели Система автоматизированного управления ЛА при посадке на палубу корабля содержит тормозной крюк 33 с электроприводом 32, соединенный с дистанционно управляеглым приводом крюка 30 систему управления вектором тяги (УНТ) 34 с вычислителем управления 29, САУ 25 которая соеданена с РАУ . 26 и бустером 27 привода поверх ) управления 23 (ручка управления). вычислителем УВТ 29.ЭБМ 24, xL I I I I т I I I 6, посадочную осветительную фару 21, ШСУ 12-22 борт-корабль, В бортовой части содержится 1ШС 3, соединенны через устройство сопряяюния информации 16 с GHC 4, ШС II, СВС 13, РВ 15, датчиком облштия стоек 17 и через ШСУ 22 - с датчиком дифферента корабля 4, а выход соединен с САУ 25 и вычислителем УВТ 24. В корабельНОИ части Ю-СС 5 работает в относительном режиме; механизм управляемого цилиндра 35, ось которого расположена перпендикулярно задаей торцевой стенке кормы корабля и стабилизирована по качке. Вокруг оси ци.ждцра концентрически расположены кольца - зеленого 36, желтого 37, красного цвета 38 светоотражающих пленок, на которые отбрасывается тень цилиндра 35 при освещении его фарой 21 ЛА. Система работает следущим образом. Посад1Ш JIA на палубу кораб,ля выполняет ся со сверхкоротким пробегом с утлом атаки (, оснащенного резервированнойСДУ и системой управления вектором тяги (). JIA оборудуется спутниковой навигационной системой (СНС), инерциальной навигационной системой (ШС), системой воздушных сигналов (СВС) повышенной точности (10-12 отверстий, расположенных по окружности в носовом обтекателе фюзеляжа наравне с ПВД-штайгой), радиовысотомером РВ, датчиком обжатия стоек шасси и датчиком дифферента корабля (через ШСУ). В связи с тем, что заход на посадку и снижение (почти до касания полосы) осуществляется с утлом атаки ( 40°, то для обеспечения обзора из кабины под фюзеляжем М устанавливается телевизионная камера, а в кабине - цветной дисплей на основе индакатора на лобовом стекле.ЛА.во время по.дхода к палубе корабля находится от него на расстоянии около : 3500 м на высоте 300 м и с помощью JW выходит на угол атакд сХ 40°. Снижение начякается, цри условии ол атаки не меняется. Когда хвостовая часть М окажется на высоте 0,6 м от палубы, САУ начинается разворачивать ЛА с помощью УВТ в положение с углом / 12°, при развороте высота хвостовой части ЛА над палубой не меняется. После достижения .1«дазгМ2 НIt ц, „Х 4, Ц, ч чЬX чЬ vL X с/ 12 начинается выпуск шасси и происходит касание и зацепление крюка. Время изменения угла атаки о с 40 до з12° составляет 2,5с. Посадочная скорость уменьшается до значения 280 - 185 км/ч. Летчик по сигналам посадочного радиолокационного комплекса (ПРЖ) выходит Е заданную точку траектории посадь и (Н 300, L 3500 м) в. соответствии с прогнозируемыш параметрами дальности Д ь бокового уклонения Л , вертикальной скорости Цу и угла тангажа У . В режиме стабилизации углов ЛА летчик наблюдает с помощью телевизионной камеры 20 с перекрестием с сеткой за окрулсащей средой вплоть до захвата крюком троса аэрофинишера. Для обеспечения удовлетворительных характеристик при посадке и зацеплении САУ до,лжна точно управлять по тангажу дая исправления ошибок по глиссаде. В этом случае летчик получает возможность корректировать траекторию М для зацепления крюком за трос с прецизионной точностью при визуальном контроле зацепления,- в видимой задней нижней полусфере М « Наблюдение картины зацепления на ЭЛТ и управление углом отклонения угла С крюком зацепления дает возможность при отказе вычислителей перейти на ручное управление, устранить грубые промахи и уйти на второй круг. / f у Полет на углах (х« Y и более имеет отличие от обычных режимов полета: существенно уменьшаются несущие свойства 1А и резко возрастает аэродинамическое сопротивление, в результате происходит интенсивное торможение и падение скорости. Компенсация недостатка несущих свойств может быть обеспечена за счет составляющей вектора тяги, если тяговооруженность М порядка I. Одшко падение скорости и скоростного напора больше углы атаки приводят к потере Эффективности аэродинамических органов управления и к потере управляемости. Серьезной проблемой являются сильные возмущающие 7.(2 ад2У23 Ь sL/ I I л . ъ (30 50°). Это решается сдособом динамический выход на закритические углы и кратковременность пребыванияд НЕМ. Выполнение требований к характеристикам корабельных ЛА при заходе на посадку на аэрофинишер со скоростьюУ,обесп9чиващей регламентируемнй запас до скорости И сва-ливания V 1,15 4- 1,2 сводится к обеспечению коэффициента шксишльной подъемной силы С /ясх, коэффициентов подъемной силы на посадочном и допустимом углах атаки, производной коэффициента подъемной силы по углу атаки б.,, аэродинамического качества /СГ хлое) и степени продольной устойчивости по перегрузке &h (яос) , Запас по скорости до сваливания выпш1няется при соотношенииП / ) -/-. / С у с - V/ Ограничение максимальной скорости захода на посадку энергоемкостью аэрофинишера Е:. - .ОС где - v5 - площадь крыла, у - плотность воздуха. Требования выполнения посадки JOA с выравниванием при обеспечении касания палубы основными стойками шасси без удара ХВОСТОВОЙ частью фюзеляжа с допускаемым отклонением угла тангажа Л + 6° определяет необходимое угловое положение М на глиссаде. В этом случае соотношение посадочного угла атаки ., угла наклона траектории ( О -3,5-5-4,0°), угла установки крыла относительно фюзеляжа С/уст , стояночного угла самолета Т и максимально допустимого угла тангажа при посадке с полностью обжатыми основными стойкамк шасси l fnQKпредставляется в виде: . s Шшъщг) ( С Ь О ( Ь - находиться в узком допускаемом дг-запазоне, Вследствие малого запаса пикиру ощего aэpoдинaIvIИч:ecкoгo моманта п,о тангажу одной лишь постановкой стабилизатора на пикирование не удается уменьшить угол атаки, так как этому препятствует инерционный момент по тангажу на КАБрироиние у j сравнимый по значению с запасом пикирующего аэродинам1/1ческого - от отклонения стабилизатора ()Ла а 2 случаев и превышающий его Важным фактором при посадке является устойчивость самолета на траектории, т.е. по скорости тяге, Воз.1йтпная скорость изменяется путем продольного управления самолетом при постоянном положенР1и ручки управления двигателем (РУД). Требуется, чтобы ЛА обдадал возмо}ь:ностью маневрирования на постоянном режиме тяги при малых изменешях угла атаки и чтобы потребная тяга yivieHbшалась при увеличении углаатаки и увеличивалась при его у леньшении. Это дает возможность вносить необходимые исправления глиссады С помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуе € } значений, а затем исправить тягу с помощью УВТ. Вычислитель 18 - траекторнык процессор соединен с датчиками высоты Н - 15, датчиком скорости 13, датчиком угла танга/ка т - II, вертикальной скорости V - 13, датчиком обжатия стоек ()- I Сигналы на вход вычислителя 18 поступает так}йе с радо-юприеш-шка - угла .дифферента корабля i-- и дальности до точки касаимя И Запрет посадки реа:лизуется в вычислителе 18 согласно алгоритму:гл / - И ,( опре.т $оп.у)( С, Уулл ) , / Z3o f , I/, ) . ,.. Ь I ь с где А Уц АД прогнозируемое значение вертикальной скорости М в ожидаемой точке касания; ri irj. - прогнозирземое значение высоты пролета ЛА кормового среза (КС) 1 ... - допустимая граница высоты безопасного ухода на 2-й круг 2 - допустимая граница предельных боковых отклонений Сигналы выхода вычиолителя 8 поступают на С У 25дси.лительгидропривода 28, В вычислителе 24 реализуются следующие алгоритглы решения системы уравнешни а си% Of . ,„ ((fДл(-фv,i-j 0) е 6, &г 5 с (p, f,- + . 1 Ааедз гд/гзL II is designed for a v-based hook. AUTOMATED CONTROL SYSTEM OF FLYING ASHLRAT WHEN LANDING ON THE SHIP DECK A useful model related to the field of aviation and pre-installation on aircraft (aircraft) of shipboard. A known system of automated control of aircraft brakes, RF patent 2067951 B64F 1/02 2002132423 r 0213Z "23 MKI B64 25/42 6-01 UI / I4 (01 ti 9/02 (; о./7./00. J. LLL i 1 b Zion-controlled servo-controlled brake electrohydrodrive | with amplifiers and adders at the input and feedback position sensor, adaptive damping unit on impact with the deck, connected to the vertical speed sensor, television camera j, stabilized in the horizon and installed from in the back of the fuselage M, video mixer, indicator on the windshield; One oh, this brake hook control system does not take into account changes in the flight parameters of the aircraft immediately before touching the deck, due to the landing control algorithm itself, does not make it possible to reduce landing speed and thereby reduce mileage, This device does not allow to perform LA. The hook and engine control system is known IA ship-based (RF patent No. 2II9440 from 02/08/96 6g 06F 17/00. Kabachinsky V.V. and etc). The automated control system for the brake hook and engine when landing the aircraft (M) on the deck of the ship contains a brake hook - hook, a remote-controlled brake hook drive, a hydraulic aerofinisher, a landing radar system with a parameter calculator, an optical landing system, and a control signal transmission line ) servo electric brake hook, Automated control system of the brake hook and engineYour calculator of the position of the brake hook, connected | with height sensors, brake hook strain gauge, landing gear compression sensor, vertical and horizontal speed sensors, pitch angle sensor, indicator on the windshield. However, this system does not provide rational engine control in the final section of the landing path of the AT and hook engagement, but only turns off the engine when run along n / l / th / li L oO / VX / ixL С & ЯЗАНА ц: j 4 {1. reduce the distance of the JtA. The purpose of the development of a utility model is to land on the airliner of an aircraft with ultra-short mileage to increase the accuracy and safety of landing. The essence of the utility model.:. The task is achieved by the fact that in the automatic control system for Dzied control of the aircraft (LA) when landing on the deck of the ship containing a brake hook (hook), t electrohydro l drive connected; with a remote-controlled hook drive, a thrust vector control system (UHT) with a control computer, an automatic control system (ACS) with a steering control unit (RAU) with a control surface drive booster, c) lead (control (control knob) connected to ACS Walkers and a computer UHT control, onboard.zlnctronic computer, a television camera mounted under the fuselage M, and connected to the video mixer and the cathode ray tube. indicators on the windshield, landing lights headlight, control signal transmission line (LPSU) board-ship. . a complex of information tools (CMS) was introduced into its onboard part, connected via an information interface to a satellite navigation system (SNA)% inertial navigation system (ANS), an air signal system (AHS), a radio altimeter (RV), a landing gear compression sensor, and through the ZhSU - the ship’s trim sensor, and the output is connected to the self-propelled guns and the UBT calculator, and in the ship part - the control and correction station (KICC), operating in the relative correction correction mode, and the controlled cylinder mechanism, whose axis is located it is perpendicular to the rear end wall of the stern of the ship, and stabilized along the pitch, and around the axis of the cylinder are concentrically arranged rings of green, yellow, red (outer) light-reflecting a. . 4,. Lch L L vU L about his headlamp LA. The list of drawings The essence of the utility model is illustrated in Fig. 1, which shows the GENERAL view of the aunt. Fig. 2 shows a picture of the pilot observing on a television system deviations of the aircraft from a given trajectory. In Fig. 3, the kinematic relations of the movement of the hook and the cable before engagement are shown, Ba of Fig. 4 shows the functional dependence of the angle of the tang and the area of the calculated contact point during engagement. Figure 1 shows I. The space part of the satellite navigation system (GHC) 2. The complex of information tools (CIS) 3. The equipment of the aircraft carrier 4. The airborne part of the satellite navigation system (SNA) 5. Control and correction station. (ZhS) 6. Indicator on the frontal CTeime (MS) 7. Translucent reflector 8. Co, lens lens 9. Electron beam tube (CRT) 10. Pilot's eye 11. In (yrtsionnaya navigation system () ANN) 12. Line control signal transmissions (JSS), deck part 13. Air signal system (CBC 14. Ship trim sensor 15. Radio altimeter (PB) 16. ycTpofitcTBO pairing information 17. Chassis rack compression gauge., b I,,,, L, I. controls 28. organs connected to the input of self-propelled guns 25 and 20. Television camera 21. Landing lighting headlight 22. Onboard part of LPSU 23. Organs control (control knob) 24. Onboard host computer 25. Automatic control system (ACS) 26. Steering control unit (RAU) 27. Booster 28. Control surfaces 29. Traction vector control unit 30. Hook control unit 31. Engagement cables 32. Electro-hydraulic drive of the hook 33. Landing brake hook (hook) 34. Engines with controlled nozzles Figure 2 shows 35. The controlled cylinder 36,37,38 - green, yellow and red light-reflecting rings installed coaxially relative to the axis of the cylinder. Information confirming the feasibility of implementing the utility model The aircraft automated control system when landing on the deck of the ship contains a brake hook 33 with an electric drive 32 connected to a remote-controlled drive of the hook 30, a thrust vector control system (CNT) 34 with a control computer 29, SAU 25 which is connected to the RAU . 26 and drive booster 27 on top of) control 23 (control knob). calculator UVT 29.EBM 24, xL IIII t III 6, landing lighting headlight 21, SHSU 12-22 board-ship, Onboard part contains 1ShS 3, connected through a device for interfacing information 16 with GHC 4, ShS II, SHS 13, RV 15, with the sensor of the rack racks 17 and through the SHSU 22 - with the trim sensor of the ship 4, and the output is connected to the self-propelled guns 25 and the calculator UVT 24. In the ship part of the U-SS 5 it operates in relative mode; the mechanism of the controlled cylinder 35, the axis of which is perpendicular to the task of the end wall of the stern of the ship and stabilized by pitching. Around the qi.jdcra axis there are concentrically rings - green 36, yellow 37, red 38 reflective films, on which the shadow of cylinder 35 is cast when illuminated by its headlight 21 LA. The system works as follows. The JIA landing on the deck of the ship is performed with ultra-short mileage with an attack angle (equipped with a redundant CDS and thrust vector control system). The JIA is equipped with a satellite navigation system (SNA), an inertial navigation system (AL), and an airborne signal system (AAS) of increased accuracy (10-12 holes located around the circumference in the nose fairing of the fuselage along with the LDPE-steege), a radio altimeter РВ, a sensor for compression of the landing gears and a trim sensor of the ship (through the SHS). Due to the fact that the approach and landing (p almost until the strip is touched) it is carried out with the attack angle (40 °), then a television camera is installed under the fuselage M to provide a view from the cockpit, and a color display based on the windscreen on the windshield is installed in the cockpit. LA. from it at a distance of about: 3500 m at an altitude of 300 m and with the help of JW it reaches the angle of attack of CX 40 °. The reduction starts, if the attack is unchanged, when the tail part M is at a height of 0.6 m from the deck, the self-propelled gun begins turn the aircraft with the help of air-blast into a position with an angle of / 12 ° those parts of the tail height above the deck of aircraft does not change. After reaching .1 "dazgM2 HIt c," X 4, C, hhxh, vL X s / 12, the landing gear starts and the hook is touched and engaged. The time of change of the angle of attack o from 40 to z12 ° is 2.5 s. Landing speed decreases to a value of 280 - 185 km / h. According to the signals of the landing radar complex (PRZ), the pilot leaves the E set point of the trajectory to land and (N 300, L 3500 m) c. in accordance with the predicted range parameters D b of lateral deviation A, vertical speed Tsu and pitch angle Y. In the angle stabilization mode of the aircraft, the pilot observes with the help of a television camera 20 with a crosshair with a grid behind the surrounding medium up to the hook of the aerofinisher cable. To ensure satisfactory performance during landing and engagement of self-propelled guns before, it is false to precisely control the pitch while correcting errors along the glide path. In this case, the pilot gets the opportunity to adjust the trajectory M for hooking onto the cable with precision accuracy when visually monitoring the gearing, - in the visible rear lower hemisphere M “Observing the gearing pattern on a CRT and controlling the angle of deviation of the angle With the hooking hook allows the calculators to switch to manual control, eliminate gross blunders and go to the second round. / f y Flying at angles (x «Y or more has a difference from conventional flight modes: the load-bearing properties of 1A decrease significantly and the aerodynamic drag sharply increases, as a result of intense braking and a drop in speed. Compensation for the lack of load-bearing properties can be achieved due to the vector component thrust if the thrust-to-weight ratio is M of the order I. However, a drop in speed and pressure head is greater than the angles of attack lead to a loss of Efficiency of aerodynamic controls and to a loss of controllability. mine are strong disturbing 7. (2 ad2U23 b sL / II l. (30 50 °). This is solved by means of dynamic access to supercritical angles and short-term stay with him. Fulfillment of the requirements for the characteristics of shipboard aircraft when approaching the aerofinisher at a speed of U, providing a regulated margin up to the speed AND dumping V 1,15 4-1,2 is reduced to providing the coefficient of shxislnogo lifting force C / yash, the coefficients of lifting force at the landing and allowable angles of attack, the derivative of the coefficient of lifting force with respect to angle of attack b. ,,aerodynamic quality (SG chloe) and the degree of longitudinal stability overload & h (yaos), The stock of speed before stalling is fulfilled with the ratio П /) - / -. / C y s - V / Limit the maximum approach speed by the energy intensity of the aerofinisher E :. -. OS where - v5 - wing area, у - air density. JOA landing requirements with alignment while ensuring that the main landing gear touches the deck without impact The TAIL part of the fuselage with a tolerance of pitch angle L + 6 ° determines the required angular position M on the glide path. In this case, the ratio of the landing angle of attack., The angle of inclination of the trajectory (O -3.5-5-4.0 °), the angle of the wing relative to the fuselage C / mouth, the parking angle of the aircraft T and the maximum allowable pitch angle when landing with fully compressed main struts of the chassis l fnQK is presented in the form:. s Shhoshchg) (С О О (b - to be in a narrow permissible dg-range, due to the small reserve of the picker of the aeroradine IvIch: for a moment n, pitching by stabilizing the dive alone cannot reduce the angle of attack, since this is prevented by the inertial moment by I’m pitching at KABroroin line at j comparable in value with a reserve of diving aerodynamics 1/1 - from the deviation of the stabilizer () La a 2 cases and exceeding it An important factor during landing is the stability of the aircraft on the trajectory, i.e. in terms of traction speed, Hazardous speed It is changed by longitudinal control of the aircraft at a constant position of the engine control stick (RUD). It is required that the aircraft give a chance to: maneuver at a constant thrust mode with small changes in the angle of attack and that the required thrust yivieHb increase with increasing angle of attack and increase with its decrease. This makes it possible to make the necessary corrections to the glide path With the help of longitudinal control, correct the angle of attack to the required €} values, and then correct the traction using UVT. Calculator 18 - the trajectory processor is connected to height sensors H - 15, a speed sensor 13, a tang / k t - II angle sensor, a vertical speed V - 13, a rack compression sensor () - I The signals to the input of the calculator 18 are received as follows -jupir-scale - the angle of the ship’s trim i-- and the range to the point kasaimya I The landing ban is implemented: in calculator 18 according to the algorithm: hl - I, (determine $ op.u) (C, Uull), / Z3o f, I /,). , .. b I b c where А УЦ АД is the predicted value of the vertical velocity M at the expected point of contact; ri irj. - the predicted ground value of the height of the span of the aircraft aft cut-off (CS) 1 ... - the permissible limit of the safe departure altitude to the 2nd circle 2 - the permissible boundary of the limit lateral deviations The output signals of the calculator 8 are sent to the S 25Dsi. hydraulic drive block 28, 24 are implemented in the calculator 24 The following algorithms for solving the system are equal and si% Of. , (((F for (-fv, i-j 0) e 6, & r 5 s (p, f, - +. 1 Aaedz gd / gz
С ilMrdblM:y.c. .. где - высота основных стоек шасси с g обжатом состоянии у Р расстояние центр-масс-рак j(- расстояние центр масс - основные стойки шасси f.- длина тормозного крюка (гака) пр«1)% () , , ., 1 1 ( 1 (. Ограничения сигналов датчиков положения ЛА и корабля и ь- s реализутатся в вычислителе 24 и ф1У-25 в виде констант, выбранных экспериментально, в режиме касания М палубы и ухода на 2-ой круг. При этом в дискретных точках траектории полета проиохоцит также контроль выполнения логического условия (I). Далее отслеживается угловое положение крюка (Р (уравнение 2,3,4) от положения палубы корабля. Угловое положение крюка (Р (фиг.З) реализуется в крайнем v переднем положении сР (отсчет от линии фюзеляжа), когда линия, образуемая башмаком гака - точка В и основными стоиками шасси в обжатом состоянии - точка А - параллельны палубе; в заднем положении крюка - Ср2. среднее - (Р, Автоматизированное управление тормозным крюком дает возможность предотвратить и устранить такие явления при касании палубы и зацеплении за трос удар и отскок ЛА, когда он садится с большой вертикальной скоростью (козел), раннего зацепления за трос, когда не коснулись основные стойки шасси (хлыст), обрыв троса, избежать удара тормозным крюком или соплами двигателей о кормовой срез, выполнить принудительное зацепление за трос при невозможности повторного захода из-за нехватки топлива, поломки шасси и раннего износа тормозного крюка. Система контро-ля посадки с помощью телевизионной камеры 20-19 и экрана 6 дает возможность наблюдать отклонения ЛА от заданной траектории тени циливдра 35 на фоне цветных колец 36, 37,38 при освещении его посадочной фарой 21. Кольца зеленого, желтого, красного цветов - отражатели, на поверхность которых нанесены светоотражающие лденки высокой интенсивности дают возможность осуществлять контроль посадки с большего расстояния за счет наблюдения больших углов зрения. ii. . With ilMrdblM: y.c. .. where is the height of the main landing gear with g crimped condition at Р distance center-mass-cancer j (- distance the center of mass - main landing gear f.- length of the brake hook (hook) pr "1)% (),,., 1 1 (1 (. Limitations of the signals of the aircraft and ship and b-s position sensors are implemented in the calculator 24 and f1U-25 in the form of constants chosen experimentally in the mode of touching the M deck and going to the 2nd circle. At the same time, at discrete points the trajectory of the flight of the proiochocyte also controls the fulfillment of the logical condition (I). Next, the angular position of the hook (P (equation 2,3,4) from position of the deck of the ship The angular position of the hook (P (Fig. H) is realized in the extreme v forward position cP (counting from the fuselage line), when the line formed by the hook shoe is point B and the main landing gear stays in the crimped state - point A - are parallel to the deck ; in the back position of the hook - Ср2. medium - (Р, Automated control of the brake hook makes it possible to prevent and eliminate such phenomena when touching the deck and catching on the cable, the strike and rebound of the aircraft when it sits at a high vertical speed (goat), early engagementgrew when touched the main landing gear (whip), an open cable, avoid hitting the brake hook or nozzles of the engine aft section, perform forcible engagement with the rope impossibility re-entry due to fuel shortage, breakage chassis and early wear of the brake hook. The landing control system using a television camera 20-19 and screen 6 makes it possible to observe deviations of the aircraft from a given shadow path of the cylinder 35 against the background of colored rings 36, 37.38 when illuminated by its landing headlight 21. Green, yellow, red rings - reflectors, on the surface of which high-intensity reflective icicles are applied, make it possible to control landing from a greater distance by observing large viewing angles. ii. .
